Research on stagnation point heat flux measurement methods of the sharp leading edge model in arc-heated wind tunnel test
-
摘要: 基于电弧风洞试验中尖前缘模型驻点热流的测量需求，发展了一种适用于半径R = 2 mm尖前缘模型的曲面零点量热计和相应的热流测量方法。对装配有3个曲面零点量热计和2个测压孔的前缘模型开展了辐射热流标定和电弧风洞试验考核。结果表明：新发展的曲面零点量热计能够获得典型的一维半无限大体假设模型的温升曲线，不同状态下热流稳定、线性度好，使用前需通过热流标定获取热流修正系数。测量了4个不同的电弧风洞来流状态：同一来流状态下，前缘模型上3个曲面零点量热计的热流测量值最大偏差小于10%，2个压力测点的测量值最大偏差小于5%；3个热流测点的热流平均值与数值计算结果比较最大偏差小于9%，2个压力测点的压力平均值与数值计算结果比较最大偏差小于8%。表明新发展的曲面零点量热计和热流测量方法具有较好的测量准确度，可用于半径R = 2 mm尖前缘模型的驻点热流测量。Abstract: Based on the demand of stagnation point heat flux measurement on the sharp leading edge model in the arc-heated wind tunnel test, a kind of curved null-point calorimeter and the corresponding heat flux measurement methods are developed for a leading edge model with radius R = 2 mm. Radiation heat flux calibration and arc-heated wind tunnel tests are carried out for the leading edge model equipped with 3 curved null-point calorimeters and 2 pressure ports. The results show that the newly developed curved null-point calorimeter can obtain the temperature curve of the typical one-dimensional semi-infinite model. The heat flux curve calculated by the temperature curve is stable and the heat flux values are linear under different states. The correction coefficient should be obtained by heat flux calibration before each null-point calorimeter is used. Heat flux and pressure of the sharp leading edge model are measured in four different flow states of the arc-heated wind tunnel test. In the same flow state, the maximum deviation of heat flux measured by 3 curved null-point calorimeters in the leading edge model is less than 10%, and the maximum deviation of pressure measured by 2 pressure ports is less than 5%. The maximum deviation between the mean value of 3 curved null-point calorimeters and the numerical value is less than 9%, and the maximum deviation between the mean value of 2 pressure ports and the numerical value is less than 8%. It indicates that the newly developed curved null-point calorimeter and heat flux measurement methods have good measurement accuracy and can be used to measure stagnation point heat flux of the leading edge model with radius R = 2 mm.
-
0 引 言
高超声速飞行器正向着具有更高升阻比和更快的机动性能方向发展，以便满足高速巡航和快速打击的作战需求。随着能够承受超高温的新型陶瓷材料的出现，使这种具有低阻力的尖前缘外形在高超声速飞行器上应用成为可能[1-3]。相比于钝头体外形，尖前缘在气动性能上有着阻力低的优势，且机动性好、抗电磁干扰强，但同时也存在前缘部位受热严重，防热困难等难题。热防护系统设计人员需更加准确的预测前缘部位热流密度，以此作为热防护材料与结构考核的关键输入参数[4-6]。热防护材料与结构的地面考核试验常在电弧风洞中开展[7-8]，电弧风洞试验中前缘校测模型驻点热流测量值的精确程度将直接关系到热考核环境模拟的准确程度。电弧风洞流场校测中常用的塞块量热计和水卡量热计受其尺寸较大的限制[9-11]，无法满足尖前缘结构的驻点热流测量。部分学者通过试验发现，一定焓值条件下，前缘驻点热流与其翼面固定点热流有一定比值关系，可通过测量翼面固定点热流或温度分布来预估前缘驻点热流，这种方法依赖于建立的三维传热模型，相对复杂，且准确度不够理想[12-13]。针对瞬态测量，很多学者基于薄膜材料的电阻随温度变化的特性原理设计出了多种小型化薄膜热阻热流传感器和一体化的尖前缘测热模型，在总加热时间仅有几十毫秒的脉冲风洞测试中取得了较好的效果[14-15]。然而电弧风洞流场测试时，受流场建立机制和送进机构移动速度的制约，其总加热时间相对较长，一般约0.4～0.6 s，在较长时间的强冲刷和加热下，这种薄膜易损毁。本文结合电弧风洞试验流场和尖前缘模型的外形尺寸特点，基于传热仿真，优化设计了一种曲面零点量热计和相应的前缘模型驻点热流测量方法，然后通过辐射热流标定、风洞试验应用以及数值计算分析，说明了这种新研制的曲面零点量热计具有较好的工程实用性。
1 测热原理与仿真优化
零点量热计的热流测量原理是基于一维半无限大体假设,最早由Beck[16]和Löhle[17]等学者提出。他们分析发现，在半无限大体上开设1个半径为a且具有一定厚度的沉孔（图1），会存在一个特殊厚度b，该特殊厚度b处的温度响应曲线与无孔情况下的半无限大体表面温度曲线相同。于是将这一特殊厚度位置称为零点，实际测量时可测出该零点位置的温升$ T（t） $，然后即可根据式（1）按照一维半无限大体假设计算表面热流。当厚度b与孔的半径a相当时，式（1）计算误差较小。
$$ q(t) = \sqrt {\frac{{\rho {C_p}k}}{\pi }} \left[ {\frac{{T(t)}}{{\sqrt t }} + \frac{1}{2}\int_0^t {\frac{{T(t) - T(\tau )}}{{{{(t - \tau )}^{3/2}}}}d\tau } } \right] $$ (1) 式中：$ q（t） $为$ t $时刻热流，$ T（t） $为$ t $时刻零点温度，$\; \rho $、$ {C_p} $和$ k $分别为量热计材料的密度、定压比热和热导率。一般只有当$ T（t） $为简单特殊函数才能直接获得解析热流，实际计算时往往通过编程获取其数值解，本文采用的数值解法如下：
$$ {q_n} = 2\sqrt {\frac{{\rho {C_p}k}}{\pi }} \sum\limits_{i = 1}^n {\frac{{{T_i} - {T_{i - 1}}}}{{\sqrt {({t_n} - {t_i})} + \sqrt {({t_n} - {t_{i - 1}})} }}} $$ (2) 式中：$ {q_n} $为离散时刻$ {t_n} $的热流，$ {T_n} $为离散时刻$ {t_n} $的零点温度，$ 1 \leqslant i \leqslant n $。
根据某半径R = 2 mm前缘模型外形特点，将零点量热计的受热面设计为R = 2 mm的二维曲面，如图2所示。为了使曲面零点量热计的测温点尽可能接近实际的“零点”位置，有必要建立仿真传热模型对其几何厚度b进行优化并对其温度输出曲线和热流计算曲线进行仿真验证。相比与常规的平头零点量热计（图1），图2中曲面零点量热计的传热平均厚度略小于几何厚度b，依据量热计传热厚度应与腔体半径a（如图2所示，a为0.5 mm）相当的原则，图2中几何厚度b应略大于0.5 mm。为此拟考察几何厚度b为0.5、0.6和0.7 mm时的传热情况。
仿真计算时采用软件为Abaqus2016，轴对称模型，二维结构网格；求解器为直接求解器，完全牛顿求解技术，一阶计算方法；加热模式为瞬态加热。图2中红色二维曲面为辐射热流加载面，其余外轮廓面均设为绝热边界。除了厚度尺寸b，其余约束尺寸均已在图2中标出。零点量热计材料为无氧铜（Tu1），其热物性参数与温度关联，考虑到前缘校测模型在电弧风洞中被加热时间一般为0.4～0.6 s，所以将仿真加热时间设为0.6 s。
图3给出了该曲面零点量热计在入射热流1 MW/m2时，3种不同厚度（b = 0.5、0.6、0.7 mm）的温度曲线和对应的热流计算曲线，热流计算方法见式（2）。可以看到，3种厚度的曲面零点量热计的温升曲线趋势基本一致。3种厚度对应的热流曲线在加热最初的0.05 s内有明显差异，但在后续的加热时间里都达到了稳定。厚度分别为0.5、0.6和0.7 mm时的热流依次为1.374、1.357、1.341 MW/m2，即一定范围内厚度越小，仿真计算的热流值越大。刚加热时，0.5 mm厚度的量热计有明显的热过冲效应，而0.7 mm厚度时响应时间相对最长。本着无热过冲和响应时间尽量小的原则优选0.6 mm作为零点腔壁的厚度。
另外注意到，输入热流仅有1 MW/m2，仿真计算值（b = 0.6 mm，后文所述曲面零点量热计未特别说明时厚度均默认为0.6 mm）比输入热流偏高35.7%，要想降低计算热流需要继续增大厚度b，但是这样必然会进一步延长传感器响应时间，从而增加总的测试时间，导致整个量热计温度过高，影响量热计的量程和安全使用。其实如图3所示，该曲面零点量热计已经能够获得典型的一维半无限大体假设模型的温升曲线，根据零点位置温升曲线也能在有效时间内获得稳定热流，下面只需要进一步验证该曲面零点量热计在不同稳定输入热流条件下的计算热流是否与输入热流具有较强线性相关性即可。只要存在较好的线性关系，就只需借助热流标定系统加以标定修正即可使用。
图4给出了曲面零点量热计在不同入射热流（${q_{{\rm{in}}}}$ = 1、4、8、12、16、20 MW/m2）时的温升曲线。如图4所示，在加载不同入射热流时，其温升曲线趋势几乎一致，入射热流越大其温升幅度越大，当入射热流为20 MW/m2时，其最高温度达到约942 K，在无氧铜材料和K型热电偶（最高可测温度约1300 K）的安全使用范围之内。
根据温升曲线按照式（2）计算得到的热流${q_{{\rm{sim}}}}$如图5所示，得到其热流稳定值次为1.357、5.397、10.793、16.220、21.685、27.198 MW/m2。
将计算得到的热流$ {q_{{\rm{sim}}}} $设为坐标横轴，入射热流$ {q_{{\rm{in}}}} $为纵轴，进行线性拟合，如图6所示。其中截距设为0（表示未加载热流时其输出热流为0），得到拟合直线斜率为0.737。将拟合直线斜率定义为仿真修正系数，表示在仿真模型中通过温度曲线计算得到的热流与实际进入仿真模型热流的系统性偏差。拟合直线的相关系数为0.999，说明该传感器仿真模型在1～20 MW/m2的热流区间内具有较好线性度。
![]()
图 6 计算热流与入射热流的线性拟合Fig. 6 Linear fitting of heat flux calculated and incident heat flux综合图4～6的结果可知，该曲面零点量热计在不同幅值的入射热流（1～20 MW/m2）下均能够获得典型的一维半无限大体假设模型对应的温升曲线和稳定的热流计算曲线且具有很好的线性度，所以单从仿真结果看，该曲面零点量热计满足热流传感器使用要求。
2 结构设计
进一步结合某R = 2 mm前缘模型的电弧风洞试验考核需求以及图2的仿真模型，设计了如图7所示的前缘测热模型（图中尺寸不成比例），包括曲面零点量热计1（图中未给出标号1）、前缘外壳2和耐高温填充剂3。其中曲面零点量热计1由曲面头11、导热管12、双孔陶瓷管13、正极热偶丝14、负极热偶丝15、陶瓷胶16、前隔热环17和后隔热环18构成。其中，正极热偶丝和负极热偶丝分别为K型热电偶的正负极。
整个前缘测热模型的关键制作工艺如下：1）将正极热偶丝和负极热偶丝形成热电偶结点并焊接到零点位置，两根热偶丝的另一端分别穿过双孔陶瓷管；2）将导热管与曲面头后端面焊接，然后用陶瓷胶将正负极热偶丝和双孔陶瓷管固定到导热管后端；3）装配隔热环，然后将装配好的曲面零点量热计从前缘外壳的前缘面装入前缘模型的台阶通孔并用耐高温填充剂进行填充固定。
该前缘测热模型的结构和装配工艺有如下优势：1）曲面零点量热计的外端面设计成与前缘模型外壳半径尺寸一致的二维曲面，基本能光滑过度，能减小曲面零点量热计和前缘外壳因安装型面差异带来的误差；2）采用了将测热体拆成曲面头和导热管两段，待热电偶焊接完毕后再将曲面头和导热管焊接为一体的方法，解决了传统零点量热计热电偶深孔焊接的难题；3）设置了两个耐高温隔热环，尽可能减小因侧向换热带来的误差；4）整个曲面零点量热计尺寸小（最大外径3 mm），从外向内插入前缘外壳后用耐高温填充剂固定的安装方式，减小了前缘外壳的开孔难度，方便实际安装使用。
3 热流标定
按照图7的设计结构，加工制作了如图8所示的曲面零点量热计，并装配到了某R = 2mm前缘测热模型中。该前缘模型装有3个曲面零点量热计（如图8所示从左到右依次记为1#、2#和3#热流测点）并开设了2个压力测孔（从左到右依次记为1#和2#压力测点）。在高辐照度热流传感器标定装置[18]上开展了标定试验，标定方法为比对标定[19-20]，以经过溯源校准的戈登计作为参考基准。该热流标定装置能提供不同幅值大小的均匀辐射热流，在同一热流条件下分别对戈登计和待标热流测点加热。
图9为图8中1#测点的热流标定曲线，纵轴为戈登计测得参考热流${q_{{\rm{GD}}}}$、横轴为1#测点热流${q_{{\rm{cal}}}}$，共计标定了4个热流状态（3.01、6.71、9.27、11.76 MW/m2）。如图9所示，标定曲线线性度较好（相关系数为0.998），通过线性拟合得到其修正系数$ {\eta _{{\rm{cal}}}} $为0.908。采用同样的标定方法获得2#和3#测点修正系数依次为0.778和0.856。
从标定结果看，同样结构尺寸和安装方式的3个曲面零点量热计的修正系数与仿真修正系数0.737有不同程度的偏差，1#测点偏差最大，偏高约23%。分析其原因主要可能有两方面：一是受尺寸较小和焊接工艺的限制，焊接后的实际测点位置与理想中的零点位置有不同程度的偏离，导致所测温度有偏差；二是曲面零点量热计和前缘外壳并未真正绝热，仍然存在少量侧向传热。但总的来说，曲面零点量热计在辐射热流作用下能够获得稳定热流，且不同热流状态下具有较好的线性度，使用时只需根据实际的标定修正系数进行修正即可，具体计算方法按照式（3）进行：
$$ {q_{{\rm{cor}}}} = {\eta _{{\rm{cal}}}} \cdot {q_n} $$ (3) 式中：$ {q_{{\rm{cor}}}} $为修正后热流，$ {q_n} $为根据风洞试验温升曲线按照式（2）计算得到的原始热流。
4 风洞试验和结果讨论
将图8所示前缘模型装配到送进支架上开展了前缘测热模型电弧风洞试验。试验设备为中国空气动力研究与发展中心的20 MW电弧风洞，图10为该试验的录像截图。
共计开展了4个来流状态的前缘驻点热流和压力测量试验，测量结果汇总于表1。其中来流总压通过测量弧室压力获得，来流总焓采用Fay-Riddell公式方法获得[21-22]。状态1的测试过程大致如下（其余状态类似）：当流场稳定后，在数采时刻约38 s时，前缘模型开始被快速送进流场，经过0.5 s（38.5 s）后，模型到达指定位置，停留约0.2 s后（38.7 s）开始退出流场。如图11所示，模型送进前压力值基本为0（实际压力约0.5 kPa）；温度显示约26 ℃，呈缓慢上升趋势，这是由于试验段不断有高温气流经过，环境温度在逐步上升。模型开始送进后，压力和温度快速升高，当模型到达指定位置后，压力值和由温度曲线计算得到的热流值基本趋于稳定。但由于零点量热计比压力传感器的响应慢，所以图中的温度曲线和对应的热流曲线都有近0.1 s的滞后。具体取值时，均取38.60～38.75 s之间的平均值作为相应的热流和压力测量值。如图11所示，可得到状态1下1#热流测点的热流为7.87 MW/m2，1#压力测点的压力为183 kPa。其余不同状态下的测试曲线趋势类似，不再赘述。
表 1 不同状态前缘热流和压力测量值Table 1 Heat flux and pressure in different states状态 来流总压/kPa 来流总焓/(kJ·kg−1) 前缘热流/(MW·m−2) 前缘压力/kPa q1 q2 q3 p1 p2 1 1136 3220 7.87 8.75 8.82 183 168 2 2112 3160 12.6 11.6 13.9 323 294 3 2044 3300 13.5 12.1 14.1 319 289 4 1159 3360 8.82 9.02 9.22 193 181 如表1所示，$ {q_1} $、$ {q_2} $、$ {q_3} $、和$ {p_1} $、$ {p_2} $分别代表前缘驻点位置的3个热流测点值和2个压力测点值。从表1数据可知，同一来流状态下3个热流测点的最大偏差小于10%，2个压力测点的最大偏差小于5%。整个前缘模型驻点面上的热流和压力测量结果基本一致，考虑到电弧风洞流场受气流旋转和冷热气掺混不均等影响，认为测量结果相对较好。
为了进一步说明测量结果的准确性，开展了前缘模型的数值计算分析。计算软件为ANSYS 16.0，二维前缘模型的前缘半径R = 2 mm，上弦与来流方向锥角16°，下弦与来流方向平行，沿流场方向整个前缘模型长度30 mm。网格为二维结构网格，壁面加密，采用基于密度法的稳态求解模式，标准的k–ε湍流模型，边界条件为远场边界，来流马赫数设定为3.6（与图10中的风洞试验一致），远场边界的静温和静压值根据马赫数以及总焓和总压计算得出。初步计算时采用了3套网格，记为Grid1，Grid2和Grid3，前缘模型壁面第一层高度依次为0.010、0.005 和0.001 mm，表2给出了状态1（总焓3220 kJ/kg，总压1136 kPa）条件下3套网格对应的前缘驻点热流的变化情况。由表2结果可知，当选用Grid2或Grid3时计算结果偏差小于1%，满足网格无关性的基本要求，实际计算时选用了Grid3。
表 2 不同网格计算结果Table 2 Calculation results by different grids网格 第一层网格高度/mm 前缘驻点热流/(MW·m−2) 10000步 15000步 20000步 Grid1 0.01 7.6706 7.6242 7.6489 Grid2 0.005 7.7082 7.7082 7.7082 Grid3 0.001 7.6588 7.6588 7.6588 分别计算了表1中4个来流状态下前缘模型的热流和压力。图12为状态1的马赫数云图，可以明显看到激波面以及前缘驻点位置附近的亚音速区域。
图13给出了从驻点沿着上弦和沿着下弦的热流分布，图14给出了从驻点沿着上弦和沿着下弦的压力分布。热流和压力的分布趋势基本一致，前缘驻点位置热流和压力最高，然后沿着前缘曲面迅速下降，从翼面位置开始热流和压力沿着流场方向缓慢下降。由于上弦有16°锥角，所以上弦热流和压力均明显高于下弦热流和压力。
为了便于和计算值比较，将3个热流测点的平均值作为前缘驻点热流测试值，将2个压力测点的平均值作为前缘驻点压力测试值。由于曲面零点量热计直径Φ = 3 mm，所以其测得热流应是前缘曲面上Φ = 3 mm区域的平均热流。为此可近似将数值计算时Φ = 3 mm对应的二维前缘长度的热流离散点的算术平均值作为前缘驻点热流计算值，压力也如此处理。前缘驻点热流和压力的试验测量值与数值计算比较结果如图15所示。综合4个来流状态：热流测量值与数值计算结果比较最大偏差小于9%，压力测量值与数值计算结果比较最大偏差小于8%。热流和压力偏差都相对较小，说明用该曲面零点量热计测得该前缘模型的驻点热流值比较准确。
5 结 论
设计了一种曲面零点量热计，通过仿真优化、辐射标定后在电弧风洞前缘测热试验上开展了应用分析，结论如下：
1）新研制的曲面零点量热计能够获得典型的一维半无限大体假设模型的温升曲线和稳定计算热流，在不同入射热流条件下具有较好的线性度，使用前需开展热流标定，获取修正系数；
2）在电弧风洞前缘模型试验中，3个测点热流最大偏差小于10%，3个热流测点平均值与数值计算结果比较最大偏差小于9%，具有较好的准确度，表明该R = 2 mm曲面零点量热计可用于前缘半径为2 mm的前缘模型热流测量试验。
3）其他曲面（或平面）模型选用该类零点量热计测量热流时，其设计方法大致如下：首先需根据模型外形确定量热计外形尺寸，根据外形尺寸约束和沉孔厚度与孔径相当原则开展完整尺寸设计；然后开展传热仿真验证和辐射热流标定试验，验证其是否满足一维半无限大体假设并具有较好线性度。最后将验证通过和校准系数已知的零点量热计装入测试模型开展热流测量试验，装配时需确保量热计与模型有较好的型面匹配度和侧向隔热。
-
![]()
图 6 计算热流与入射热流的线性拟合
Fig. 6 Linear fitting of heat flux calculated and incident heat flux
表 1 不同状态前缘热流和压力测量值
Table 1 Heat flux and pressure in different states
状态 来流总压/kPa 来流总焓/(kJ·kg−1) 前缘热流/(MW·m−2) 前缘压力/kPa q1 q2 q3 p1 p2 1 1136 3220 7.87 8.75 8.82 183 168 2 2112 3160 12.6 11.6 13.9 323 294 3 2044 3300 13.5 12.1 14.1 319 289 4 1159 3360 8.82 9.02 9.22 193 181 
下载: 导出CSV
表 2 不同网格计算结果
Table 2 Calculation results by different grids
网格 第一层网格高度/mm 前缘驻点热流/(MW·m−2) 10000步 15000步 20000步 Grid1 0.01 7.6706 7.6242 7.6489 Grid2 0.005 7.7082 7.7082 7.7082 Grid3 0.001 7.6588 7.6588 7.6588
下载: 导出CSV
-
[1] 张友华, 陈连忠, 杨汝森, 等. 高超飞行器尖前缘材料发展及相关气动热试验[J]. 宇航材料工艺, 2012, 42(5): 1–4. DOI: 10.3969/j.issn.1007-2330.2012.05.001 ZHANG Y H, CHEN L Z, YANG R S, et al. Development and aero-heating tests of sharp leading edge in hypersonic vehicles[J]. Aerospace Materials & Technology, 2012, 42(5): 1–4. doi: 10.3969/j.issn.1007-2330.2012.05.001
[2] MENG Z W, FAN X Q, XIONG B, et al. Investigation of aerodynamic heating in V-shaped cowl-lip of the inward turning inlet[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G:Journal of Aerospace Engineering, 2019, 233(8): 2792–2801. doi: 10.1177/0954410018787137
[3] CECERE A, SAVINO R, ALLOUIS C, et al. Heat transfer in ultra-high temperature advanced ceramics under high enthalpy arc-jet conditions[J]. International Journal of Heat and Mass Transfer, 2015, 91: 747–755. doi: 10.1016/j.ijheatmasstransfer.2015.08.029
[4] BAO W, ZONG Y H, CHANG J T, et al. Effect of structural factors on maximum aerodynamic heat flux of strut leading surface[J]. Applied Thermal Engineering, 2014, 69(1-2): 188–198. doi: 10.1016/j.applthermaleng.2013.11.068
[5] 朱晓军, 李锋, 欧东斌, 等. 典型部件疏导式热防护试验技术研究[J]. 实验力学, 2020, 35(4): 681–687. DOI: 10.7520/1001-4888-18-186 ZHU X J, LI F, OU D B, et al. Investigation on testing technology of typical component dredging thermal protection[J]. Journal of Experimental Mechanics, 2020, 35(4): 681–687. doi: 10.7520/1001-4888-18-186
[6] 周书培, 王良明. 再入弹头外形防热优化设计仿真[J]. 计算机仿真, 2019, 36(1): 92–96. DOI: 10.3969/j.issn.1006-9348.2019.01.019 ZHOU S P, WANG L M. Simulation of heat-resistant optimization design for re-entry warhead shape[J]. Computer Simulation, 2019, 36(1): 92–96. doi: 10.3969/j.issn.1006-9348.2019.01.019
[7] SHEELEY J. Arc heated wind tunnel failure prediction using artificial neural networks[C]//Proceedings of the 43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. 2005. doi: 10.2514/6.2005-898
[8] 杨远剑, 陈德江, 赵文峰, 等. 电弧风洞转动部件动密封试验[J]. 空气动力学学报, 2017, 35(6): 828–831. YANG Y J, CHEN D J, ZHAO W F, et al. Seal complementation test for rotatable parts in arc heated wind tunnel[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(6): 828–831.
[9] NAWAZ A, GORBUNOV S, TERRAZAS-SALINAS I, et al. Investigation of slug calorimeter gap influence for plasma stream characterization[C]//Proc of the Proceedings of the 43rd AIAA Thermophysics Conference. 2012. doi: 10.2514/6.2012-3186
[10] 朱新新, 杨庆涛, 王辉, 等. 塞块式量热计隔热结构的改进与试验分析[J]. 实验流体力学, 2018, 32(6): 34–40. DOI: 10.11729/syltlx20180071 ZHU X X, YANG Q T, WANG H, et al. Improvement of heat insulation structure in the slug calorimeter and test analysis[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2018, 32(6): 34–40. doi: 10.11729/syltlx20180071
[11] 陈德江, 王国林, 曲杨, 等. 气动热试验中稳态热流测量技术研究[J]. 实验流体力学, 2005, 19(1): 75–78. DOI: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.015 CHEN D J, WANG G L, QU Y, et al. The research of the steady-state heat-flux measurement technique for aerothermodynamic experiment[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2005, 19(1): 75–78. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2005.01.015
[12] ZHOU W X, WANG D, BAO W, et al. Experimental method study on heat flux measurement on sharp leading edge[J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G:Journal of Aerospace Engineering, 2014, 228(11): 2055–2065. doi: 10.1177/0954410013513567
[13] 许考, 陈连忠, 董永晖, 等. 电弧风洞内三维翼冷壁热流测量的归一化研究[J]. 导弹与航天运载技术, 2014(1): 17–20. XU K, CHEN L Z, DONG Y H, et al. Normalization study on cold-wall heat flux measurement of three dimension wings in arc wind tunnel[J]. Missiles and Space Vehicles, 2014(1): 17–20.
[14] 张杨, 贾广森, 沙心国, 等. 尖前缘驻点热流精细化测量研究[J]. 实验流体力学, 2019, 33(6): 59–64. DOI: 10.11729/syltlx20180112 ZHANG Y, JIA G S, SHA X G, et al. Precise stagnation point heat flux measurement technique of sharp leading edges[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2019, 33(6): 59–64. doi: 10.11729/syltlx20180112
[15] 秦峰, 何川, 曾磊, 等. 驻点热流测量试验技术研究[J]. 西南交通大学学报, 2013, 48(6): 1072–1077. DOI: 10.3969/j.issn.0258-2724.2013.06.016 QIN F, HE C, ZENG L, et al. Experimental research of heat-transfer measurements on stagnation points[J]. Journal of Southwest Jiaotong University, 2013, 48(6): 1072–1077. doi: 10.3969/j.issn.0258-2724.2013.06.016
[16] BECK J V, HURWICZ H. Effect of thermocouple cavity on heat sink temperature[J]. Journal of Heat Transfer, 1960, 82(1): 27–36. doi: 10.1115/1.3679876
[17] LÖHLE S, BATTAGLIA J L, JULLIEN P, et al. Improvement of high heat flux measurement using a null-point calorimeter[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2008, 45(1): 76–81. doi: 10.2514/1.30092
[18] 朱新新, 王辉, 彭海波, 等. 一种高辐照度热流传感器标定装置: CN213422482U[P]. 2021-06-11. ZHU X X, WANG H, PENG H B, et al. Calibration device for high-irradiance heat flow sensor: CN213422482U[P]. 2021-06-11.
[19] MURTHY A V, TSAI B K, SAUNDERS R D. Radiative calibration of heat-flux sensors at NIST: facilities and techniques[J]. Journal of Research of the National Institute of Standards and Technology, 2000, 105(2): 293–305. doi: 10.6028/jres.105.033
[20] 朱新新, 王辉, 杨庆涛, 等. 弧光灯热流标定系统的光学设计[J]. 光学学报, 2016, 36(11): 234–240. ZHU X X, WANG H, YANG Q T, et al. Optical design of arc lamp heat flux calibration system[J]. Acta Optica Sinica, 2016, 36(11): 234–240.
[21] ASTM Committee. Standard test method for calculation of stagnation enthalpy from heat transfer theory and experimental measurements of stagnation-point heat transfer and pressure: ASTM E 637-2005[S]. United States: American Society for Testing and Materials, 2005: 1-16.
[22] 朱新新, 杨庆涛, 陈卫, 等. 高温气流总焓测试技术综述[J]. 计测技术, 2018, 38(5): 5–11. DOI: 10.11823/j.issn.1674-5795.2018.04.02 ZHU X X, YANG Q T, CHEN W, et al. Overview of total enthalpy measurement technique for high temperature flow[J]. Metrology & Measurement Technology, 2018, 38(5): 5–11. doi: 10.11823/j.issn.1674-5795.2018.04.02
计量
- 文章访问数: 197
- HTML全文浏览量: 94
- PDF下载量: 17
